Жидкостный ракетный двигатель 5Д12 одноразового действия (без повторного включения) с турбонасосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания, выпускался в комплектации с топливной, воздушной и газовой системами. Двигатель работал на азотной кислоте с добавкой четырехокиси азота в качестве окислителя и триэтиламинксилидине, используемом как горючее. Температура газов в камере сгорания двигателя достигала 2500–300 °C.
Двигатель был выполнен по — открытой' схеме — с выбросом продуктов сгорания газогенератора турбонасосного агрегата через удлиненный патрубок в атмосферу При запуске турбонасосного агрегата его ротор раскручивался пиростартером, что сопровождалось характерным выхлопом темного дыма перпендикулярно оси корпуса ракеты.
С целью обеспечения максимальной дальности пуска ракеты либо полета на максимальной скорости при обстреле целей на малой дальности предусматривалось несколько режимов работы двигателя. Программы их реализации выдавались перед стартом ракеты на регулятор тяги двигателя 5Ф45 и программное устройство на основании решения баллистической задачи, выработанного ЦВМ "Пламя".
Режимы работы двигателя обеспечивали поддержание постоянных максимального (10000±300 кг) или минимального (3200±180 кг) значений тяги При отключении системы регулировании тяги двигатель "шел в разнос" с дальнейшим разрушением, при этом развивалась тяга до 13000 кг. Режимы переменной тяги обеспечивали постепенное снижение тяги от максимальной до минимальной со средним градиентом 97±8 кг/с или резкий спад тяги до минимального значения.
Комбинация режимов позволяла реализовать несколько программ изменения тяги двигателя в полете. Первая основная программа предусматривала запуск двигателя с быстрым выходом на максимальную тягу. Начиная с 43± 1.5 с полета начинался спад тяти с остановкой двигателя по выработке топлива через 6,5-16 с с момента подачи команды "Спад". Вторая основная программа отличалась тем, что после запуска двигатель выходил на промежуточную тягу 8200±350 кг со снижением се с постоянным градиентом до минимальной тяги и работой двигателя до полной выработки топлива на -100 с полета. Две промежуточные программы позволяли использовать максимальную тягу двигателя в течение любого временного интервала в пределах 0,2 — 50,8 с полегл с последующим спадом с постоянным градиентом до полной выработки топлива или производить запуск двигателя с тягой 8200 — 10000 кг с последующим снижением тяги с постоянным градиентом до полной выработки топлива в ходе полета.
